JPH0318628A - Acceleration control device for gas turbine engine - Google Patents
Acceleration control device for gas turbine engineInfo
- Publication number
- JPH0318628A JPH0318628A JP2141239A JP14123990A JPH0318628A JP H0318628 A JPH0318628 A JP H0318628A JP 2141239 A JP2141239 A JP 2141239A JP 14123990 A JP14123990 A JP 14123990A JP H0318628 A JPH0318628 A JP H0318628A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- signal
- pressure
- engine
- burner
- compressor
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Granted
Links
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 title claims abstract description 53
- 239000000446 fuel Substances 0.000 claims abstract description 43
- 238000000605 extraction Methods 0.000 claims abstract description 7
- 230000004044 response Effects 0.000 claims description 14
- 239000012530 fluid Substances 0.000 claims description 8
- 230000009467 reduction Effects 0.000 claims description 5
- 230000001276 controlling effect Effects 0.000 claims 13
- 230000001105 regulatory effect Effects 0.000 claims 2
- 230000015556 catabolic process Effects 0.000 abstract 1
- 238000006731 degradation reaction Methods 0.000 abstract 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 11
- 230000001052 transient effect Effects 0.000 description 3
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 2
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 2
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 2
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 2
- 230000010349 pulsation Effects 0.000 description 2
- 230000008859 change Effects 0.000 description 1
- 239000010725 compressor oil Substances 0.000 description 1
- 230000001939 inductive effect Effects 0.000 description 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
- 230000007246 mechanism Effects 0.000 description 1
- 239000013535 sea water Substances 0.000 description 1
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F04—POSITIVE - DISPLACEMENT MACHINES FOR LIQUIDS; PUMPS FOR LIQUIDS OR ELASTIC FLUIDS
- F04D—NON-POSITIVE-DISPLACEMENT PUMPS
- F04D27/00—Control, e.g. regulation, of pumps, pumping installations or pumping systems specially adapted for elastic fluids
- F04D27/02—Surge control
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
- F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
- F02C9/00—Controlling gas-turbine plants; Controlling fuel supply in air- breathing jet-propulsion plants
- F02C9/26—Control of fuel supply
- F02C9/28—Regulating systems responsive to plant or ambient parameters, e.g. temperature, pressure, rotor speed
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2270/00—Control
- F05D2270/01—Purpose of the control system
- F05D2270/04—Purpose of the control system to control acceleration (u)
- F05D2270/044—Purpose of the control system to control acceleration (u) by making it as high as possible
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Control Of Positive-Displacement Air Blowers (AREA)
- Control Of Turbines (AREA)
Abstract
Description
【発明の詳細な説明】
「産業上の利用分野]
この発明は航空機に動力を付与するためのガスタービン
エンジンに関し、特に、加速時における燃料供給へ1を
適切な値に制御することのできるガスタービンエンジン
用の加速制御装置に関する。Detailed Description of the Invention [Field of Industrial Application] This invention relates to a gas turbine engine for powering an aircraft, and in particular to a gas turbine engine that can control the fuel supply to an appropriate value during acceleration. The present invention relates to an acceleration control device for a turbine engine.
[従来の技術]
公知のように、軸流圧縮機を利用するガスタービンエン
ジンはストール(stall)およびサージ(surg
e)を受け易い。ストールは、迎え角および他の条件に
より圧縮機ブレードに隣接する空気の境界層が分離して
FE力脈動を誘起する場合に圧縮機に生じ易い。脈動が
静まらずかつ他のブレードに伝搬するように許容される
ならば、圧縮機全体がサージし、エンジン不調に至るか
も知れない。従って、この分野においては、発生したサ
ージを除去し、又は発生したサージの継続を防止する手
段を設ける試み、さらに、サージを未然に防ぐための手
段を設ける試みが為されてきている。[Prior Art] As is well known, gas turbine engines using axial flow compressors suffer from stalls and surges.
E) is easy to receive. Stalls are likely to occur in compressors when the angle of attack and other conditions cause the boundary layer of air adjacent to the compressor blades to separate, inducing FE force pulsations. If the pulsations do not subside and are allowed to propagate to other blades, the entire compressor may surge, leading to engine malfunction. Therefore, in this field, attempts have been made to provide means for removing the generated surge or preventing the generated surge from continuing, and further attempts have been made to provide means for preventing the surge.
従来、燃料制御装置はエンジンがサージを発生すること
なく加速されることを保証するのに十分なサージマージ
ンを(fずる開ルーブスケジュールを設けるように設計
される。かかるスケジュールに許容される原理はエンジ
ン条件がいかなる状態にあってもサージが回避されるよ
うに最悪の運転条件においてエンジン運転ラインとサー
ジラインとの間に十分なマージンを設けることにある。Traditionally, fuel control systems are designed to provide a slip-open lube schedule with sufficient surge margin (f) to ensure that the engine is accelerated without generating surges.The permissible principles for such a schedule are The purpose is to provide a sufficient margin between the engine operating line and the surge line under worst-case operating conditions so that surges are avoided no matter what the engine conditions are.
この原理を使用して設けられたマージンは最も安全な運
転条件下で達成されることができる加速率と最悪の運転
条件に要求されるサージマージンとの間の妥脇である。The margin established using this principle is a compromise between the acceleration rate that can be achieved under the safest operating conditions and the surge margin required for the worst-case operating conditions.
加速時間がサージを回避するために常に犠牲にされるの
で、加速時間は最悪の運転条件以外の運転条件下におい
ては所望されるようには速くならない。もちろん、でき
るだけ速くエンジンを加速するのが理想であり、その結
果、総ての運転条件において急速な加速を許容しながら
ザージの回避を保証する手段がこの技術において望まれ
る目標である。Because acceleration time is always sacrificed to avoid surges, acceleration time is not as fast as desired under all but the worst driving conditions. Of course, it is ideal to accelerate the engine as quickly as possible, and so a means of ensuring the avoidance of surge while allowing rapid acceleration under all operating conditions is a desired goal in this art.
加速時に要求されるサージマージンは、通常、エンジン
が遭遇する可能PLのある′(その可能性が極めて低い
としても)最も厳しい運転条件に基づいて設定されるの
で、エンジン運転状態が最悪の場合のサージマージンを
想定しない制御を実行するならば、ほとんどの運転条件
において加速効率を高められることは明らかである。し
かしながら、サージは飛行安全を保証するためにすべて
の運転条件において回避されねばならないので、このよ
うなことは問題に対して許容し得ない解決である。The surge margin required during acceleration is usually set based on the most severe (even if extremely unlikely) operating condition with PL that the engine may encounter, so it is based on the worst-case engine operating condition. It is clear that acceleration efficiency can be improved under most operating conditions if control is performed without assuming a surge margin. However, this is an unacceptable solution to the problem since surges must be avoided in all operating conditions to ensure flight safety.
公知のように、本出願の譲受人である、ユナイテッド
テクノロジーズ コーポレーションのハミル1・ン・ス
タンダード・デビジョンによって製造されたJFC−1
2,Jr;’C−60およびJ FC−68のごとき燃
料制御装置はエンジンの意図されるすべての運転におい
てストール回避のために十分なストールマージンを有す
る開ルーブスケジュールを提供する。加速制御装置の詳
細に関しては、上述された制御モデルを参照すべきであ
る。As is known, the assignee of this application, United
JFC-1 manufactured by Hamill Technologies Corporation's Standard Division
Fuel control systems such as the 2, Jr.'C-60 and J FC-68 provide an open lube schedule with sufficient stall margin to avoid stall in all intended operations of the engine. For details of the acceleration control device, reference should be made to the control model described above.
かかる制御装置に誌いては、Wf/PI3(Wfはボン
ド/時間における燃料流htそしてPI3はボンド/乎
方フィート絶対単位におけるバーナ圧力である)によっ
て示される制御パラメータが用いられる。このパラメー
タは、ツインスプールエンジンの圧縮機速度(低圧圧縮
機N.かまたは高正圧縮機N,)及び圧縮機速度を双準
偵に補正するために選択される他のエンジンパラメータ
の関数として変化し、バーナ圧力(1)B)の実際値又
はこれと同等のパラメータ偵によって乗算され、これに
より、加速時におけるエンジンへの燃料供給’11が決
定される。Such a control system uses the control parameter Wf/PI3, where Wf is the fuel flow in bonds/time and PI3 is the burner pressure in bonds/ft absolute units. This parameter varies as a function of the twin spool engine's compressor speed (low pressure compressor N. or high pressure compressor N.) and other engine parameters selected to correct the compressor speed to the twin spool engine. is multiplied by the actual value of the burner pressure (1)B) or an equivalent parameter, thereby determining the fuel supply to the engine during acceleration.
他のエンジン制御機構において(よW r / P I
3パラメータと同寺の制御パラメータとして機能するd
tN+またはdtN,(速度変化串信号)を利用するこ
とができる。しかし、いずれの場合においても、又はそ
の組み合わせにおいても、最悪の運転条件以外の条件下
におけるストールマージンは過剰気味にならざるを得ず
、従って、本質的に最悪の条件下で運転しないときには
遅い加速時間を提ol.することとなる。これらの装置
のかかる欠点はさらにエンジン運転状態が動力抽出、圧
縮機抽気およびエンジン効率低下等により標準状態から
逸脱するときにより顕著となる。In other engine control mechanisms (W r / P I
3 parameters and d which functions as a control parameter of the same temple.
tN+ or dtN, (speed change skewer signal) can be used. However, in any case, or combination thereof, the stall margin under conditions other than worst-case driving conditions must be excessive, and therefore the acceleration is inherently slower when not operating under worst-case conditions. Propose time. I will do it. These shortcomings of these devices are further accentuated when engine operating conditions deviate from standard conditions due to power extraction, compressor bleed, reduced engine efficiency, and the like.
「発明が解決すべき課題1
従って、本発明の目的は、圧縮機抽気、動力抽出及びエ
ンジン効率低下等とは独立してエンジンの全運転領域に
おいて適切なストールマージンを設定することのできる
ガスタービンエンジン用の加速制御装己を提供すること
にある。``Problem to be Solved by the Invention 1 Therefore, it is an object of the present invention to provide a gas turbine capable of setting an appropriate stall margin in the entire operating range of the engine, independent of compressor bleed, power extraction, reduction in engine efficiency, etc. The purpose of the present invention is to provide an acceleration control device for an engine.
[課題を解決するための手段及び作用]1;記及び1二
記以外の目的を達成するために、本発明の第1の構成に
よれば、
1″[縮機、エンジン作動流体を発生ずるためのバーナ
、前前記エンジン作動流体によって駆動され前記圧縮機
を駆動するタービン、エンジン運転パラメータに応じて
前記バーナヘ供給される燃料流thI1を制御する燃料
制御手段とを有し、ガスタービンエンジンの加速モード
を制御する加速制御装置であって、 前゛記圧縮機の
ストールマージンを設定する手段を有し、該手段が、
前記圧縮機の速度の応じて、前記バーナの圧力と前記エ
ンジンの他の所定位1dにおける圧力との比である基準
値としての圧縮機ストールリミット値を示す第1の信号
を生起する手段と、 +iff記バーナの圧力の実際値
に応じて第2の信号をtp起ずる手段と、
前記第i及び第2の信号に応答して前記バーナに供給さ
れる燃料流Mを制限するように前記燃料制御手段を制御
する手段とから構成され、前記ストールマージンが圧縮
機抽気、動力抽出及びエンジン効率低下から独立してい
ることを特徴とするガスタービンエンジン用加速制御装
置が提供される。[Means and operations for solving the problems] In order to achieve objects other than 1; and 12, according to the first configuration of the present invention, 1" [compressor, generating engine working fluid a burner for accelerating the gas turbine engine; a turbine driven by the engine working fluid to drive the compressor; and fuel control means for controlling the fuel flow thI1 supplied to the burner depending on engine operating parameters. An acceleration control device for controlling a mode, comprising means for setting a stall margin of the compressor, the means controlling the pressure of the burner and other factors of the engine depending on the speed of the compressor. means for generating a first signal indicative of a compressor stall limit value as a reference value which is a ratio of the pressure at a given position 1d; and generating a second signal tp in response to the actual value of the pressure in the burner +iff; and means for controlling the fuel control means to limit the fuel flow M supplied to the burner in response to the i-th and second signals, the stall margin being a compressor bleed, An acceleration control system for a gas turbine engine is provided that is independent of power extraction and engine efficiency reduction.
また、本発明の第2の構成によれば、
縮機、エンジン作動流体を発生するためのバーナ、前前
記エンジン作動流体によって駆動され前記圧縮機を駆動
するタービン、ファン、該ファンからI]七出される空
気を案内するバイパスダクト、エンジン運転パラメータ
に応じて11ム記バーナヘ供給される燃料流ら1を制御
する燃料制御手段とをn′し、ガスタービンエンジンの
加速モードを制御する加速制御装にであって、
1)4記圧縮機のストールマージンを設定する手段を存
し、該手段が、
前記圧縮機の速度の応じて、前記バーナの圧力と前記エ
ンジンの他の所定位置における圧力との比である基準値
としてのrE縮機ストールリミット値を示す第1の信号
を生起する手段と、 前記バーナの圧力の実際値に応じ
て第2の信号を本起する手段と、
前記if及び第2の信号に応答して前記バーナに供給さ
れる燃料流mを制限するように前記燃料制御手段を制御
する手段と、 前記バイパスダクト内における圧力損失
を補償する手段とから構成され、され、
該圧力損失補償手段が、前記圧縮機の速度の関数として
のエンジン圧力比を示す第3の信号を生起する関数ジェ
ネレー夕と、 前記第3の信号とエンジン圧力比の実際
値との差を示す信号を生起し、これにより前記第1の信
号を補正する比較手段とを有することを特徴とするガス
タービンエンジン用加速制御装己が提供される。According to a second configuration of the present invention, a compressor, a burner for generating engine working fluid, a turbine driven by the engine working fluid to drive the compressor, a fan, and the fan. an acceleration control device for controlling the acceleration mode of the gas turbine engine; 1) means for setting a stall margin of the compressor as described in item 4 above, the means being configured to adjust the pressure of the burner and the pressure at another predetermined position of the engine depending on the speed of the compressor; means for generating a first signal indicative of an rE compressor stall limit value as a reference value which is the ratio of if and means for generating a second signal in response to the actual value of the burner pressure; means for controlling the fuel control means to limit the fuel flow m supplied to the burner in response to a second signal; and means for compensating for pressure losses in the bypass duct; a function generator, the pressure loss compensation means producing a third signal indicative of the engine pressure ratio as a function of the speed of the compressor; and comparison means for generating a signal and correcting the first signal thereby.
[実 施 例]
東施例においては、ツインスプール型軸流ガスタービン
ファンジェット51(用架エンジンに関して記載されて
いるが、本発明に係る加速制御装読は非軍用用途に使用
されるストレートジェットおよびエンジンのごとき、他
の型のエンジンにおいてら用いることができること(よ
いうまでもない。また、実施例においてはアナログ論理
形式において示されているが、l) ET.’. C
(デジタル電子エンジン制a)として知られるF −
1 0 0系のエンジンおよびF A D E C (
全権デジタル電子制御)として知られるF−119系の
改良型エンジンに使川される制御のごとき、オベでの電
子デジタル型制御において用いることが可能である。。[Embodiment] In the east embodiment, a twin spool type axial flow gas turbine fan jet 51 (a commercial engine is described, but the acceleration control equipment according to the present invention is applied to a straight jet used for non-military purposes). (Although shown in analog logic form in the examples, l) ET.'.C
F − known as (digital electronic engine system a)
100 series engine and F A D E C (
It can be used in electronic digital control systems such as those used in improved engines of the F-119 series, known as electronic digital control systems. .
F!00系の軍用エンジンは、本件出願人である、ユナ
イテッド テクノロジーズ コーポレーションの!部門
であるブラット・アンド・ホイットニー・エアクラフト
によって?J造され、モしてF 1 1 9は将来の軍
事用途に現花開発されている。F! The 00 series military engines are manufactured by the applicant, United Technologies Corporation! By a division of Blatt & Whitney Aircraft? The F119 is currently being developed for future military use.
第1図において、ツインスプール型軸流ファンジェット
エンジン10は、低圧タービン部分14によって駆動さ
れるファン/低圧圧縮機部分l2を(fずる低圧スプー
ルおよび高圧タービン部分l8によって駆動される高圧
圧縮機部分+6からなる高圧スブールからなる。環状バ
ーナ20には燃料が供給され、この燃料がバーナ20に
導入される加圧空気と燃焼することにより高温ガスを発
生してタービンに動力を付与する。ファンl2からから
導入される空気はその一部がコアエンジンに入り、他の
11<分がバイパスダクト15を通ってバイパスされて
コアエンジン(タービン)からの燃焼ガスと混合するよ
うにスプリツタI3によって分割される。In FIG. 1, a twin spool axial fan jet engine 10 includes a fan/low pressure compressor section l2 driven by a low pressure turbine section 14 (f) a low pressure spool and a high pressure compressor section driven by a high pressure turbine section l8. The annular burner 20 is supplied with fuel, and this fuel is combusted with pressurized air introduced into the burner 20 to generate high-temperature gas and power the turbine.Fan l2 The air introduced from is split by a splitter I3 so that part of it enters the core engine and the other part is bypassed through a bypass duct 15 to mix with the combustion gases from the core engine (turbine). Ru.
117i記から明らかなように、バイパスダクトからの
放出空気とともにタービン(コアエンジン)から放出さ
れる燃焼ガスは結局エンジンに推力を付与する排出ノズ
ルを通って放出されるウ多くの軍事用途および同様に幾
つかの他の用途において、オーグメンタがこの好適な実
施例において開示されるように使用される。オーグメン
タ24は、2次燃焼器部分において燃料を燃焼すること
によりエンジンに追加の推力を付加する。この場合に、
オーグメンタは適宜な燃料ノズル、炎ホルダおよび排出
ノズル26を含んでいる。排出ノズル26は適切なエン
ジン熱力学サイクルがオーグメンタ運転時及びオーグメ
ンタ非運転時において適切に維持されるようにその通路
断面積が可変に制御される。 バーナに供給される燃料
流Jitは、動力レバー27の位置に応じてエンジンの
定常運転状態および過渡運転状態においてエンジン運転
状態を最適に維持するように燃料制御装置30により自
動的にMii値に制御される。尚、燃料制御装置30【
よ、電子的に、機械的に、油圧的に、油圧機械的にまた
はその組み合わせで実施されることができる利用し得る
従来の制御装置であってもよい。これらの従来制御装置
においてはこの発明により利用することができる速度、
温度および圧力等が制御パラメータとして用いられてい
る。As is clear from Section 117i, the combustion gases emitted from the turbine (core engine) along with the emitted air from the bypass duct are ultimately ejected through the exhaust nozzle which provides thrust to the engine. In some other applications, an augmentor is used as disclosed in this preferred embodiment. Augmentor 24 adds additional thrust to the engine by burning fuel in the secondary combustor section. In this case,
The augmentor includes appropriate fuel nozzles, flame holders and exhaust nozzles 26. The passage cross-sectional area of the exhaust nozzle 26 is variably controlled so that an appropriate engine thermodynamic cycle is properly maintained when the augmentor is operating and when the augmentor is not operating. The fuel flow Jit supplied to the burner is automatically controlled to the Mii value by the fuel control device 30 according to the position of the power lever 27 so as to maintain the engine operating state optimally in the steady operating state and transient operating state of the engine. be done. In addition, the fuel control device 30 [
There may be any available conventional control system which may be implemented electronically, mechanically, hydraulically, hydromechanically or a combination thereof. In these conventional control devices, the speed that can be utilized by the present invention,
Temperature, pressure, etc. are used as control parameters.
第1図に最良に略示されるように、この発明の加速制御
は補正された速度信号(N t/r o )を発生する
。この速度信号は、海水面温度値(518.7゜ランキ
ン温度)により圧縮機入口温度(’r,.sX下付き文
字2.5はエンジンの特定の部位(ステーション)を指
定するものであり、その指定は種々のエンジン系および
モデルにより変化することができる)を除算して0を求
め、このOの平方根により高圧圧縮機の回転速度N,を
除算することにより求めることができる。この演算にお
いて用いられる圧縮機入口温度は直接検出された値であ
っても、または他の検出値から算出した杭であっても′
よい。この速度信号(N.,#0)は関数ジェネレータ
32に入力される。関数ジェネレータ32は、速度信号
(r’it/rθ)の関数として予め設定されている基
準値としてのストールリミット信号(I’ll/PS,
3、,)をライン40に出力する。As best schematically illustrated in FIG. 1, the acceleration control of the present invention produces a corrected velocity signal (N t/r o ). This speed signal is determined by the sea surface temperature value (518.7° Rankine temperature) and the compressor inlet temperature ('r,.s (the designation may vary depending on different engine systems and models) to find 0, and by dividing the rotational speed of the high pressure compressor, N, by the square root of this O. The compressor inlet temperature used in this calculation may be a directly detected value or a pile calculated from other detected values.
good. This speed signal (N., #0) is input to the function generator 32. The function generator 32 generates a stall limit signal (I'll/PS,
3,, ) on line 40.
この数値13.2はバイパスダクト15内における所定
のエンジンステーシジンを指定しており、本実施例にお
いては、ファンl2の下流側で且つ才−グメンタ入口の
4一流側である。尚、他のステーションにおける圧力(
Pt. s. Pus. P@等)を用いることも可能
である。P R / P S I3. tの竹は高圧圧
縮器■6の圧力比の近似値となる。即も、バイパスダク
ト内の圧力(ライン36)はバイパスダクト15を介し
て高圧圧縮75l6の入口n:.力に直接関連付けられ
るとともに、公知のように、バーナ圧力は、高圧圧縮器
G.t:出圧力にほぼ専しくなるからである。This number 13.2 designates a predetermined engine station in the bypass duct 15, in this example downstream of the fan 12 and on the fourth side of the inlet of the vent. In addition, the pressure at other stations (
Pt. s. Pus. P@ etc.) can also be used. P R / P S I3. t is an approximate value of the pressure ratio of high pressure compressor 6. Immediately, the pressure in the bypass duct (line 36) is transferred via the bypass duct 15 to the inlet n:. Directly related to the power and, as is known, the burner pressure is directly related to the high pressure compressor G. t: This is because the output pressure is almost exclusively used.
高圧圧縮器ストールリミット値が速度信号(N,/10
>の関数として予かじめプロットされているので、算出
された速度信号に対応ずるスロールリミット値を用いる
ことζこより適切なストールマージンを設定することが
可能となる。The high pressure compressor stall limit value is the speed signal (N, /10
Since it is plotted in advance as a function of ζ, it is possible to set an appropriate stall margin by using the throttle limit value that corresponds to the calculated speed signal.
演算器44にはストールリミット信号がライン40を介
して人力されるとともに、ライン36を介してPS+s
.tの実際値が人力され、PS+3.,の実際値に対応
ずる加速時用13 Bリミット値がストールリミット信
号とr’srs.tの実際値との積として算出される。A stall limit signal is input to the calculator 44 via line 40, and PS+s is input via line 36.
.. The actual value of t is input manually and PS+3. , the 13B limit value for acceleration corresponds to the actual value of the stall limit signal and r'srs. It is calculated as the product of the actual value of t.
従って、ここで算出されたP■リミット値は、圧縮機油
気、動力抽出及びエンジン効率低下とは独立した値とな
り、これらのエンジン状態を補償するための特別の補正
を行う必要はない。Therefore, the P■ limit value calculated here is a value independent of compressor oil, power extraction, and engine efficiency reduction, and there is no need to perform special correction to compensate for these engine conditions.
比較器42には、算出されたPBリミット値及びPロの
実際値が入力され、これらを比較することによりエラー
信号が生起される。このエラー信号に基づいて燃料制御
装2230はバーナ20に供給する燃料流伶を制御し、
ここに閉ループが形成される。The calculated PB limit value and the actual value of Plo are input to the comparator 42, and an error signal is generated by comparing them. Based on this error signal, the fuel control device 2230 controls the fuel flow supplied to the burner 20,
A closed loop is formed here.
最小値選択ゲート46を用いることが可能であり、この
最小値選択ゲート46により、定常運転時におけるPB
リミット値と本実施例に基づいて算出される加速時にお
けるPnリミット偵の小さい方の値が選択される。この
般小{/(選択ゲートは、本実施例が適用される特定の
装置において用いることが可能である。It is possible to use a minimum value selection gate 46, and this minimum value selection gate 46 allows the PB during steady operation to be
The smaller value of the limit value and the Pn limit value during acceleration calculated based on this embodiment is selected. This general small {/(selection gate) can be used in the specific device to which this embodiment is applied.
第2図は、本発明の第2の実施例を示してし、1る。FIG. 2 shows a second embodiment of the invention.
本実施例において1よ、第1実施例におけるP S ,
3.,に代えて、オーグメンタ24の入口圧力P8を用
いている。この結果、バイパスダクト15内における圧
力損失により、高圧圧縮機の入口圧力との差が第1実施
例に比して問題となる。従って、第2実施例においては
、この圧力損失を補償するための手段が設けられている
。1 in this example, P S in the first example,
3. , the inlet pressure P8 of the augmentor 24 is used. As a result, due to the pressure loss within the bypass duct 15, the difference between the pressure and the inlet pressure of the high-pressure compressor becomes more problematic than in the first embodiment. Therefore, in the second embodiment, means are provided to compensate for this pressure loss.
第3図において、関数ジェネレータ60には、低圧T〔
縮機の入口温度を標準海水而温度(5 1 8.7ラン
キン温度)により除算した値の平方根により低圧圧縮機
の回転速度N.を除算した値である速度信号( N +
C t )が人力される。関数ジエネレータ60には
予じめ基準値としてのエンジン圧力比( EP R’)
が速度信号(Nect)の関数として設定してあり、人
力された速度信号に対応するE1) Rをライン62を
介して演算器64に出力する。In FIG. 3, the function generator 60 has a low pressure T [
The rotational speed N. of the low pressure compressor is determined by the square root of the compressor inlet temperature divided by the standard seawater temperature (5 1 8.7 Rankine temperature). The speed signal ( N +
C t ) is manually operated. The function generator 60 has an engine pressure ratio (EP R') as a reference value in advance.
is set as a function of the speed signal (Nect), and outputs E1)R corresponding to the manually input speed signal to the calculator 64 via the line 62.
演算器64には、E I) rtの実際値が人力され、
このEPlの実際値とライン62からの基準値としての
EPRとからエラー信号△EPRを算出し、これを関数
ジエネレータ68に出力する。尚、EI) Ilの実際
値は、ps(オーグメンタ入口圧力)/P,(低圧圧縮
機入口圧力)として算出される。The actual value of E I) rt is entered into the calculator 64,
An error signal ΔEPR is calculated from this actual value of EPl and EPR as a reference value from line 62, and is outputted to function generator 68. Note that the actual value of EI) Il is calculated as ps (augmentor inlet pressure)/P, (low pressure compressor inlet pressure).
また、A EPRがバイパスダクトにおける圧力損失の
関数であることはいうまでもない。関数ジエネレータ6
8には△PB/Paが△EPRの関数として予じめ設定
されており、入力された△EPRに対応する△P II
/ P sをライン70に出力する。この△PB/P
eはバイパスダクトにおける圧力損失を補償するための
値であり、加算器72において第2図のライン40を介
して人力されるP 11 / P @に加算される。こ
の加算補正されたPn / p sは第2図及び第3図
に示す演算器44に入力され第1実施例と同様に処理さ
れる。Also, it goes without saying that A EPR is a function of the pressure loss in the bypass duct. Function generator 6
8 has △PB/Pa set in advance as a function of △EPR, and △P II corresponding to the input △EPR.
/Ps on line 70. This △PB/P
e is a value for compensating for the pressure loss in the bypass duct, and is added to P 11 / P @ which is input manually via line 40 in FIG. 2 in adder 72. This addition-corrected Pn/ps is input to the arithmetic unit 44 shown in FIGS. 2 and 3 and processed in the same manner as in the first embodiment.
第1及び第2実施例により算出されたPBリミット値は
、dtN*加速モードを使用する制御機構の上限値(ト
リム41 ( t r i m )又はトツパー値(t
opper))として使用することができる。The PB limit value calculated in the first and second embodiments is the upper limit value (trim 41 (t r i m )) or topper value (t
opper)).
この場合、エンジン状態によりdtN*に基づく基や加
速率が許容されない状態において、エンジンストール発
生の造険性なしに過渡時における制御を行うことが可能
である。尚、上記第I及び第2実施例に示ずようにP
B / P S +s. t又はI’B/【》6による
加速制御を単独で行う場合には、最も迅速な過渡制御が
可能であることはいうまでもない。In this case, in a state where the acceleration rate based on dtN* is not allowed depending on the engine state, it is possible to perform transient control without causing the risk of engine stall. Incidentally, as shown in the above I and 2nd embodiments, P
B/PS+s. It goes without saying that the quickest transient control is possible when the acceleration control using t or I'B/[]6 is performed alone.
「発明の効果]
本発明の第1の構成においては、バーナIE力と所定の
エンジン内圧力との比を圧縮機の速度に関連する基準値
としての関数として用い、この比とバーナ圧力の実際値
を用いることによりバーナ圧力の制御信号を生起し、こ
の制御信号に基づいて燃料供給rI1を制御するように
構成しているため、FE縮機抽気、動力抽出及びエンジ
ン効率低下等から独立したストールマージンの設定が可
能となる。"Effects of the Invention" In the first configuration of the present invention, the ratio between the burner IE power and the predetermined engine internal pressure is used as a function as a reference value related to the speed of the compressor, and this ratio and the actual burner pressure are used as a function. Since the control signal for the burner pressure is generated by using the value and the fuel supply rI1 is controlled based on this control signal, the stall is independent from FE compressor bleed, power extraction, engine efficiency reduction, etc. Margins can be set.
第I図は本発明の第1の実施例に係るガスタービンエン
ジン用加速制御装置を示す概略図であり、第2図及び第
3図は、本発明の第2の実施例に係るガスタービンエン
ジン用加速制御装巴を示す概略図である。
図中、符号10はツインスプール軸流ファンジェットエ
ンジン、12はファン/低正圧縮器部分、l4は低圧タ
ービン部分、口5はバイパスダクト、l6は高圧圧縮器
部分、18は高正タービン部分、20はバーナ、24は
オーグメンタ、30は燃料制御装置、32.60は関数
ジエネレータ、42.64は比較4、46は最小値選択
ゲートを示す。
また、本発明の第2の構成においては、上記の効果に加
えて、バイパスダクト内における圧力損失が目動的に補
償され適切なストールマージンの設定が可能となる。
令舛判=井亨FIG. I is a schematic diagram showing an acceleration control device for a gas turbine engine according to a first embodiment of the present invention, and FIGS. 2 and 3 are diagrams showing a gas turbine engine according to a second embodiment of the present invention. FIG. In the figure, 10 is a twin spool axial flow fan jet engine, 12 is a fan/low positive compressor part, l4 is a low pressure turbine part, port 5 is a bypass duct, l6 is a high pressure compressor part, 18 is a high positive turbine part, 20 is a burner, 24 is an augmenter, 30 is a fuel control device, 32.60 is a function generator, 42.64 is a comparison 4, and 46 is a minimum value selection gate. Furthermore, in the second configuration of the present invention, in addition to the above-mentioned effects, pressure loss within the bypass duct is compensated for dynamically, making it possible to set an appropriate stall margin. Reisenban=Itoru
Claims (1)
ナ、前前記エンジン作動流体によつて駆動され前記圧縮
機を駆動するタービン、エンジン運転パラメータに応じ
て前記バーナへ供給される燃料流量を制御する燃料制御
手段とを有し、ガスタービンエンジンの加速モードを制
御する加速制御装置であって、 前記圧縮機のストールマージンを設定する手段を有し、
該手段が、 前記圧縮機の速度の応じて、前記バーナの圧力と前記エ
ンジンの他の所定位置における圧力との比である基準値
としての圧縮機ストールリミット値を示す第1の信号を
生起する手段と、前記バーナの圧力の実際値に応じて第
2の信号を生起する手段と、 前記第1及び第2の信号に応答して前記バーナに供給さ
れる燃料流量を制限するように前記燃料制御手段を制御
する手段とから構成され、 前記ストールマージンが圧縮機抽気、動力抽出及びエン
ジン効率低下から独立していることを特徴とするガスタ
ービンエンジン用加速制御装置。 (2)前記エンジンは、ファン、ファン吐出空気を案内
するファンバイパスダクト及びオーグメンタを有し、前
記エンジンの他の所定位置が前記ファンバイパスダクト
内に位置することを特徴とする請求校(1)に記載の加
速制御装置。 (3)第3信号を発生するために前記ファンバイパスダ
クト内において実際の圧力に応答する手段、前記バーナ
の圧力の限界値を表す第4信号を発生するために前記第
1信号および前記第3信号を乗算するための乗算手段、
および前記燃料制御手段をさらに制御するために前記第
4信号と実際のバーナ圧力との誤差に応答する手段を含
むことを特徴とする請求項(2)に記載の加速制御装置
。 (4)前記第1信号は前記圧縮機の入口の温度と518
.7°ランキンを表す基準値に補正された圧縮器速度に
応答することを特徴とする請求項(3)に記載の加速制
御装置。 (5)前記燃料制御手段は前記バーナの圧力の値を制限
する定常状態信号を確立しそして最小選択手段が前記誤
差応答手段を制御するために前記定常状態信号と前記第
4信号との間の最小値を選択することを特徴とする請求
項(4)に記載の加速制御装置。 (6)それぞれ高圧用タービンおよび低圧用タービンに
よつて駆動される高圧圧縮機および低圧圧縮機、前記高
圧用タービンおよび低圧用タービンに動力を付与するた
めにガスを発生するためのバーナ、前記バーナへの燃料
流を調整するための燃料制御手段、および加速運転モー
ドの間中前記エンジンを制御するための加速手段を有す
るツインスプール、軸流ファンジェットエンジンにおい
て、第1信号を確立するために補正された高圧圧縮機ロ
ータ速度に応答する手段、第2信号を発生するためのバ
ーナ圧力対他のエンジン運転パラメータの限界比を表す
基準値としてのストールリミット値を確立する前記第1
信号に応答する関数発生手段、前記加速モードの間中前
記バーナ圧力の限界を表す第3信号を発生するために前
記パラメータの実際値および前記第2信号に応答する乗
算手段、及び、前記バーナ圧力の実際値と前記第3の信
号に応答して前記燃料制御手段を制御するエラー信号を
生起し、これにより、前記加速モードにおける前記高圧
圧縮機のストールマージンを設定する手段とから構成さ
れることを特徴とする加速制御装置。 (7)ファン吐出空気を案内するバイパスダクトが設け
られており、前記パラメータは前記バイパスダクト内の
圧力であることを特徴とする請求項(6)に記載の加速
制御装置。(8)前記燃料制御手段は定常状態エンジン
運転の間中前記バーナ圧力の限界を表す第4信号を発生
するための手段、および前記実際のバーナ圧力と前記第
3信号または前記第4信号との間の誤差を確立するため
に前記第3信号と前記第4信号との間の最小値に応答す
るゲート手段を含むことを特徴とする請求項(7)に記
載の加速制御装置。 (9)前記低圧圧縮機ロータ速度はエンジン入口温度お
よび518.7゜ランキンの関数として計算される基準
値に補正されることを特徴とする請求項(6)に記載の
加速装置。(10)圧縮機、エンジン作動流体を発生す
るためのバーナ、前前記エンジン作動流体によつて駆動
され前記圧縮機を駆動するタービン、ファン、該ファン
から吐出される空気を案内するバイパスダクト、エンジ
ン運転パラメータに応じて前記バーナへ供給される燃料
流量を制御する燃料制御手段とを有し、ガスタービンエ
ンジンの加速モードを制御する加速制御装置であって、 前記圧縮機のストールマージンを設定する手段を有し、
該手段が、 前記圧縮機の速度の応じて、前記バーナの圧力と前記エ
ンジンの他の所定位置における圧力との比である基準値
としての圧縮機ストールリミット値を示す第1の信号を
生起する手段と、 前記バーナの圧力の実際値に応じて
第2の信号を生起する手段と、 前記第1及び第2の信号に応答して前記バーナに供給さ
れる燃料流量を制限するように前記燃料制御手段を制御
する手段と、 前記バイパスダクト内における圧力損失
を補償する手段とから構成され、 該圧力損失補償手段が、前記圧縮機の速度の関数として
のエンジン圧力比を示ず第3の信号を生起する関数ジェ
ネレータと、前記第3の信号とエンジン圧力比の実際値
との差を示す信号を生起し、これにより前記第1の信号
を補正する比較手段とを有することを特徴とするガスタ
ービンエンジン用加速制御装置。(11)前記エンジン
はオーグメンタを含み、前記他のステーションは前記オ
ーグメンタの入口にあることを特徴とする請求項(10
)に記載のガスタービンエンジン用加速制御装置。(1
2)第4信号を発生するために前記オーグメンタの入口
において実際の圧力に応答する手段、前記バーナの圧力
の限界値を表す第5信号を発生するために前記第1信号
および前記第4信号を乗算するための乗算手段、および
前記燃料制御手段をさらに制御するために前記第5信号
と実際のバーナ圧力との誤差に応答する手段を含むこと
を特徴とする請求項(11)に記載の加速制御装置。 (13)前記第1信号は前記エンジンの入口の温度と5
18.7゜ランキンを表す基準値に補正された圧縮器速
度に応答することを特徴とする請求項(12)に記載の
加速制御装置。 (14)前記燃料制御手段は前記バーナの圧力の値を制
限する定常状態信号を確立しそして最小選択手段が前記
誤差応答手段を制御するために前記定常状態信号と前記
第5信号との間の最小値を選択することを特徴とする請
求項(13)に記載の加速制御装置。 (15)それぞれ高圧用タービンおよび低圧用タービン
によつて駆動される高圧圧縮機および低圧圧縮機、前記
高圧用タービンおよび低圧用タービンに動力を付与する
ためにガスを発生するためのバーナ、前記バーナへの燃
料流を調整するための燃料制御手段、および加速運転モ
ードの間中前記エンジンを制御するための加速手段を有
するツインスプール、軸流ファンジェットエンジンにお
いて、第1信号を確立するために補正された高圧圧縮機
ロータ速度に応答する手段、第2信号を発生するための
バーナ圧力対地のエンジン運転パラメータの限界比を表
す基準値としてのストールリミット値を確立する前記第
1信号に応答する関数発生手段、前記加速モードの間中
前記バーナ圧力の限界を表す第3信号を発生するために
前記パラメータの実際値および前記第2信号に応答する
乗算手段、及び、前記バーナ圧力の実際値と前記第3の
信号に応答して前記燃料制御手段を制御するエラー信号
を生起し、これにより、前記加速モードにおける前記高
圧圧縮機のストールマージンを設定する手段と、補正さ
れた低圧圧縮機ロータ速度の関数としてエンジン圧力比
信号を発生するための関数発生器を含んでいるバイパス
ダクト圧力損失補正手段と組み合わせて、前記燃料制御
手段をさらに制御するための誤差信号を発生して前記エ
ンジンの加速モードの間中前記高圧圧縮機用ストールマ
ージンを確立するために実際のバーナ圧力および前記第
3信号に応答する手段、発生されたエンジン圧力比と前
記第1信号を変更する実際のエンジン圧力比との間の差
を計算するための手段からなることを特徴とする加速制
御装置。 (16)前記燃料制御手段は定常状態エンジン運転の間
中前記バーナ圧力の限界を表す第4信号を発生するため
の手段、および前記実際のバーナ圧力と前記第3信号ま
たは前記第4信号との間の誤差を確立するために前記第
3信号と前記第4信号との間の最小値に応答するゲート
手段を含むことを特徴とする請求項(15)に記載の加
速制御装置。 (17)前記低圧圧縮機ロータ速度はエンジン入口温度
および518.7゜ランキンの関数として計算される基
準値に補正されることを特徴とする請求項(16)に記
載の加速制御装置。[Scope of Claims] (1) A compressor, a burner for generating engine working fluid, a turbine driven by the engine working fluid to drive the compressor, and a supply to the burner according to engine operating parameters. an acceleration control device for controlling an acceleration mode of a gas turbine engine, the acceleration control device having a fuel control means for controlling a fuel flow rate of the gas turbine engine, and having a means for setting a stall margin of the compressor;
The means generate, in response to the speed of the compressor, a first signal indicative of a compressor stall limit value as a reference value, which is a ratio of the pressure in the burner and the pressure at another predetermined location of the engine. means for generating a second signal in response to an actual value of pressure in the burner; and means for generating a second signal in response to the first and second signals to limit the flow of fuel supplied to the burner. and means for controlling a control means, wherein the stall margin is independent of compressor bleed, power extraction and engine efficiency reduction. (2) Claim (1) characterized in that the engine includes a fan, a fan bypass duct for guiding fan discharge air, and an augmentor, and another predetermined position of the engine is located within the fan bypass duct. The acceleration control device described in . (3) means responsive to actual pressure in said fan bypass duct to generate a third signal; said first signal and said third signal to generate a fourth signal representing a limit value of said burner pressure; multiplication means for multiplying signals;
and means responsive to an error between the fourth signal and the actual burner pressure to further control the fuel control means. (4) The first signal is the temperature at the inlet of the compressor and 518
.. 4. The acceleration control device according to claim 3, wherein the acceleration control device is responsive to a compressor speed corrected to a reference value representing a 7° Rankine. (5) said fuel control means establishes a steady state signal that limits the value of said burner pressure, and said minimum selection means establishes a signal between said steady state signal and said fourth signal for controlling said error response means; The acceleration control device according to claim 4, wherein the minimum value is selected. (6) A high-pressure compressor and a low-pressure compressor driven by a high-pressure turbine and a low-pressure turbine, respectively, a burner for generating gas to power the high-pressure turbine and the low-pressure turbine, and the burner in a twin-spool, axial flow fan jet engine having fuel control means for regulating fuel flow to the engine, and acceleration means for controlling said engine during an accelerated mode of operation, correcting to establish a first signal; means for establishing a stall limit value as a reference value representative of a critical ratio of burner pressure to other engine operating parameters for generating a second signal;
function generating means responsive to the signal; multiplication means responsive to the actual value of the parameter and the second signal to generate a third signal representative of the burner pressure limit during the acceleration mode; and multiplication means responsive to the second signal and the burner pressure. and means for generating an error signal for controlling the fuel control means in response to the actual value of and the third signal, thereby setting a stall margin of the high pressure compressor in the acceleration mode. An acceleration control device featuring: (7) The acceleration control device according to claim 6, further comprising a bypass duct for guiding fan discharge air, and wherein the parameter is a pressure within the bypass duct. (8) the fuel control means includes means for generating a fourth signal representing a limit of the burner pressure during steady state engine operation; Acceleration control device according to claim 7, characterized in that it includes gating means responsive to a minimum value between said third signal and said fourth signal to establish an error between said third and fourth signals. (9) The accelerator according to claim 6, wherein the low pressure compressor rotor speed is corrected to a reference value calculated as a function of engine inlet temperature and 518.7° Rankine. (10) A compressor, a burner for generating engine working fluid, a turbine driven by the engine working fluid to drive the compressor, a fan, a bypass duct for guiding air discharged from the fan, and an engine. An acceleration control device for controlling an acceleration mode of a gas turbine engine, the acceleration control device having a fuel control means for controlling a fuel flow rate supplied to the burner according to an operating parameter, and a means for setting a stall margin for the compressor. has
The means generate, in response to the speed of the compressor, a first signal indicative of a compressor stall limit value as a reference value, which is a ratio of the pressure in the burner and the pressure at another predetermined location of the engine. means for generating a second signal in response to an actual value of pressure in the burner; and means for generating a second signal in response to the first and second signals to limit the flow of fuel supplied to the burner. means for controlling a control means; and means for compensating for a pressure loss in said bypass duct, said pressure loss compensating means receiving a third signal indicative of engine pressure ratio as a function of said compressor speed; and comparator means for generating a signal indicating the difference between the third signal and the actual value of the engine pressure ratio and correcting the first signal thereby. Acceleration control device for turbine engines. (11) The engine includes an augmentor, and the other station is located at an inlet of the augmentor.
).) The acceleration control device for a gas turbine engine. (1
2) means responsive to the actual pressure at the inlet of said augmentor to generate a fourth signal, said first signal and said fourth signal to generate a fifth signal representing a limit value of said burner pressure; Acceleration according to claim 11, characterized in that it includes multiplier means for multiplying and means responsive to an error between said fifth signal and actual burner pressure to further control said fuel control means. Control device. (13) The first signal is equal to the temperature at the inlet of the engine.
13. Acceleration control device according to claim 12, characterized in that it is responsive to a compressor speed corrected to a reference value representing 18.7° Rankine. (14) said fuel control means establishes a steady state signal that limits the value of said burner pressure, and said minimum selection means establishes a signal between said steady state signal and said fifth signal for controlling said error response means; The acceleration control device according to claim 13, characterized in that the minimum value is selected. (15) A high-pressure compressor and a low-pressure compressor driven by a high-pressure turbine and a low-pressure turbine, respectively, a burner for generating gas to power the high-pressure turbine and the low-pressure turbine, and the burner in a twin-spool, axial flow fan jet engine having fuel control means for regulating fuel flow to the engine, and acceleration means for controlling said engine during an accelerated mode of operation, correcting to establish a first signal; a function responsive to said first signal establishing a stall limit value as a reference value representative of a critical ratio of engine operating parameters of burner pressure to ground for generating a second signal; generating means, multiplication means responsive to the actual value of the parameter and the second signal to generate a third signal representative of the limit of the burner pressure during the acceleration mode; and multiplying means responsive to the actual value of the parameter and the second signal; means for generating an error signal for controlling the fuel control means in response to a third signal, thereby establishing a stall margin for the high pressure compressor in the acceleration mode and a corrected low pressure compressor rotor speed; in combination with bypass duct pressure loss correction means including a function generator for generating an engine pressure ratio signal as a function of the acceleration mode of the engine to generate an error signal for further controlling said fuel control means; means responsive to the actual burner pressure and the third signal to establish a stall margin for the high pressure compressor during a period between the generated engine pressure ratio and the first signal altering the actual engine pressure ratio; An acceleration control device comprising means for calculating the difference between. (16) the fuel control means includes means for generating a fourth signal representing a limit of the burner pressure during steady state engine operation; 16. Acceleration control device according to claim 15, characterized in that it includes gating means responsive to a minimum value between said third signal and said fourth signal to establish an error between them. (17) The acceleration control device according to claim 16, wherein the low pressure compressor rotor speed is corrected to a reference value calculated as a function of engine inlet temperature and 518.7° Rankine.
Applications Claiming Priority (4)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US07/359,186 US4984425A (en) | 1989-05-30 | 1989-05-30 | Acceleration control for a gas turbine engine |
US359,186 | 1989-05-30 | ||
US359,451 | 1989-05-30 | ||
US07/359,451 US5022224A (en) | 1989-05-30 | 1989-05-30 | Acceleration control with duct pressure loss compensation |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH0318628A true JPH0318628A (en) | 1991-01-28 |
JP3078822B2 JP3078822B2 (en) | 2000-08-21 |
Family
ID=27000375
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP02141239A Expired - Fee Related JP3078822B2 (en) | 1989-05-30 | 1990-05-30 | Acceleration control device for gas turbine engine |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
EP (1) | EP0401152B1 (en) |
JP (1) | JP3078822B2 (en) |
KR (1) | KR960003682B1 (en) |
CN (1) | CN1052170A (en) |
DE (1) | DE69024849T2 (en) |
IL (1) | IL94506A (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN107489531A (en) * | 2017-08-25 | 2017-12-19 | 中国人民解放军海军航空工程学院 | Hypersonic jets fuel supply rate curve design method based on semi-integral and gain-adaptive |
Families Citing this family (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2680386B1 (en) * | 1991-08-12 | 1993-11-05 | Aerospatiale Ste Nationale Indle | DEVICE FOR CONTROLLING THE ENGINE SPEED OF AN AIRCRAFT. |
US5726891A (en) * | 1994-01-26 | 1998-03-10 | Sisson; Patterson B. | Surge detection system using engine signature |
WO1996034207A1 (en) * | 1995-04-24 | 1996-10-31 | United Technologies Corporation | Compressor stall diagnostics and avoidance |
US7047938B2 (en) * | 2004-02-03 | 2006-05-23 | General Electric Company | Diesel engine control system with optimized fuel delivery |
JP5185791B2 (en) | 2008-11-28 | 2013-04-17 | 三菱重工業株式会社 | Gas turbine control device |
DE102009055236B4 (en) * | 2009-12-23 | 2021-05-20 | Ford Global Technologies, Llc | Method and device for regulating an exhaust gas turbocharger |
US10094288B2 (en) | 2012-07-24 | 2018-10-09 | Icr Turbine Engine Corporation | Ceramic-to-metal turbine volute attachment for a gas turbine engine |
GB201420444D0 (en) * | 2014-11-18 | 2014-12-31 | Rolls Royce Plc | A method of starting a gas turbine engine |
CN106523163B (en) * | 2016-11-11 | 2018-03-02 | 中国航空动力机械研究所 | Aero gas turbine engine surge controlling method and electronic controller |
JP6969432B2 (en) * | 2018-02-21 | 2021-11-24 | トヨタ自動車株式会社 | Fuel cell system and fuel cell system control method |
CN110848045B (en) * | 2019-11-22 | 2020-10-09 | 四川航天中天动力装备有限责任公司 | Coupling control method for boosting force and free spray pipe of small turbojet engine |
Family Cites Families (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4117668A (en) * | 1975-11-19 | 1978-10-03 | United Technologies Corporation | Stall detector for gas turbine engine |
US4912642A (en) * | 1987-09-03 | 1990-03-27 | The Boeing Company | Coordinated engine autothrottle |
-
1990
- 1990-05-25 IL IL94506A patent/IL94506A/en not_active IP Right Cessation
- 1990-05-29 KR KR1019900007789A patent/KR960003682B1/en not_active IP Right Cessation
- 1990-05-30 DE DE69024849T patent/DE69024849T2/en not_active Expired - Fee Related
- 1990-05-30 EP EP90630111A patent/EP0401152B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1990-05-30 CN CN90103483A patent/CN1052170A/en active Pending
- 1990-05-30 JP JP02141239A patent/JP3078822B2/en not_active Expired - Fee Related
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN107489531A (en) * | 2017-08-25 | 2017-12-19 | 中国人民解放军海军航空工程学院 | Hypersonic jets fuel supply rate curve design method based on semi-integral and gain-adaptive |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IL94506A0 (en) | 1991-03-10 |
DE69024849T2 (en) | 1996-05-30 |
EP0401152A3 (en) | 1992-02-26 |
EP0401152B1 (en) | 1996-01-17 |
KR960003682B1 (en) | 1996-03-21 |
KR900018506A (en) | 1990-12-21 |
IL94506A (en) | 1993-07-08 |
EP0401152A2 (en) | 1990-12-05 |
JP3078822B2 (en) | 2000-08-21 |
DE69024849D1 (en) | 1996-02-29 |
CN1052170A (en) | 1991-06-12 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US4159625A (en) | Control for gas turbine engine | |
US6655152B2 (en) | Fuel control system for multiple burners | |
US3854287A (en) | Self-trimming control for turbofan engines | |
EP2778376B1 (en) | System and method for engine transient power response | |
US5305599A (en) | Pressure-ratio control of gas turbine engine | |
US20160053721A1 (en) | Gas turbine engine and method of operation | |
US20160153365A1 (en) | Method of Operation of a Gas Turbine Engine | |
CA3018110A1 (en) | Method of operating a combustion system with main and pilot fuel circuits | |
US20110041510A1 (en) | Fuel control apparatus for gas turbine engine | |
GB2088961A (en) | Fuel control system for a gas turbine engine | |
JP2011043135A (en) | Control device for aircraft gas turbine engine | |
US5887419A (en) | Control system for a ducted fan gas turbine engine | |
JPH0318628A (en) | Acceleration control device for gas turbine engine | |
KR950013204B1 (en) | Active geomerty control system for gas turbine engines | |
US7111464B2 (en) | Acceleration control in multi spool gas turbine engine | |
US4984425A (en) | Acceleration control for a gas turbine engine | |
US5447023A (en) | Synthesized fuel flow rate and metering valve position | |
US5022224A (en) | Acceleration control with duct pressure loss compensation | |
US20230126222A1 (en) | Active stability control of compression systems utilizing electric machines | |
US20210388774A1 (en) | Method and system for operating a gas turbine engine | |
JP2011038478A (en) | Control device and control method of gas turbine engine | |
JP6633963B2 (en) | Aircraft gas turbine engine controller | |
US20230417190A1 (en) | Dual fuel pump system for an aircraft | |
Khalid et al. | Improving Turbofan Transient Characteristics with Multiple Variable Geometry Closed Loop Control | |
JP4523693B2 (en) | Control device for aircraft gas turbine engine |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
R250 | Receipt of annual fees |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R250 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |